KR100241998B1 - Impeller wing for stress reduction - Google Patents
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Abstract
응력이 감소되고 유효수명이 향상된 유체 임펠러 날개는 날개의 허브에서 연장되는 모서리를 가지고 그리고 부분적으로 축방향 유체 흐름을 위한 경계를 형성한다. 날개끝단 위의 모서리는 방사방향 선에서 날개의 허브 위의 모서리까지 약 0.5°에서 약 20°의 각도로 날개안으로 축방향 이격되며, 이 축방향 이격에 의해 임펠러 회전시 날개 허브의 모서리 위의 원심력에 작용하는 날개의 중량은 줄어든다.Fluid impeller blades with reduced stress and improved lifetime have edges extending from the hub of the blade and partially form a boundary for axial fluid flow. The edges on the tip of the wing are axially spaced into the wing at an angle of about 0.5 ° to about 20 ° from the radial line to the edge on the wing's hub. Centrifugal force on the edge of the wing hub when the impeller is rotated by this axial separation The weight of the wing acting on it is reduced.
Description
제1도는 본 발명의 실시예를 도시하는 터어빈 임펠러의 횡단면도이다.1 is a cross sectional view of a turbine impeller showing an embodiment of the invention.
제2도는 본 발명의 또 다른 실시예를 도시하는 터어빈 임펠러의 횡단면도이다.2 is a cross sectional view of a turbine impeller showing yet another embodiment of the present invention.
제3도는 두께가 점점 가늘어지는 날개를 가진 본 발명의 또 다른 실시예를 도시하는 터어빈 날개의 부분 단면도이다.3 is a partial cross-sectional view of a turbine blade showing another embodiment of the invention with wings tapering thinner.
제4도는 레이디얼 터어빈 임펠러의 임계위치, 즉 임펠러 눈 위의 날개의 허브 모서리에서 외부 보호판이 없는 경우의 여러 각도와 날개 뒷날(trailing edge)의 모따기 여러 각도에 대해 얻은 응력선도이다.4 is a stress diagram obtained for the critical position of the radial turbine impeller, ie at various angles without an outer shroud at the hub edge of the wing above the impeller eye and at various angles of chamfering of the trailing edge.
* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명* Explanation of symbols for main parts of the drawings
10 : 임펠러 12 : 허브10 impeller 12 hub
14 : 중앙보어 16 : 날개(blade)14: central bore 16: blade
18 : 날개허브 20 : 날개 외부 끝단18: wing hub 20: wing outer end
22 : 외부 보호판(outer shroud) 24 : 돌출부22: outer shroud 24: protrusion
25 : 날개 끝단 26,28 : 날개 모서리(blade edge)25: wing tip 26,28: blade edge
30 : 임계위치30: critical position
본 발명은 미국에서 특허출원한 건으로서, 미국 출원 당시 1992년 4월 23일 출원한 출원번호 제07/872,345호의 일부 연속 출원에 해당하는 것이다.The present invention is a patent application in the United States, and corresponds to a partial serial application of the application number 07 / 872,345 filed April 23, 1992 at the time of the United States application.
본 발명은 일반적으로 보호판이 있는 방사류(radial flow)터어빈 임펠러의 날개에 관한 것으로서, 특히 원심응력이 감소되며 유효수명이 향상된 형태의 터어빈 날개에 관한 것이다.BACKGROUND OF THE INVENTION Field of the Invention The present invention relates generally to blades of radial flow turbine impellers with guard plates, and more particularly to turbine blades of reduced centrifugal stress and improved service life.
방사류 임펠러는 가스 터어빈 엔진에 관한 출원에서 공지되어 있으며, 가스 터어빈 엔진에서 방사류 임펠러는 압축기 임펠러와 터어빈 임펠러로 사용된다. 또한 냉동 플랜트와 가스 액화 플랜트에서 냉각용 가스 팽창에 관한 또 다른 출원에서도 공지된다. 방사류 임펠러는 공기력으로 인해 설계시 구조적인 수축을 하기 쉽다.Radial flow impellers are known from applications relating to gas turbine engines, in which radial flow impellers are used as compressor impellers and turbine impellers. It is also known from other applications of gas expansion for cooling in refrigeration plants and gas liquefaction plants. Radial flow impellers are prone to structural shrinkage in design due to aerodynamic forces.
레이디얼 터어빈 임펠러에서, 가스는 임펠러 안으로 방사방향으로 흐르고, 임펠러 허브와 임펠러 날개에 의해 형성된 채널로 들어간다. 일반적으로 최대의 공기역학적 효과를 얻기 위해, 임펠러 외부 끝에 있는 임펠러 날개는 유체흐름 채널의 외부 경계를 형성하는 일체형 보호판을 가진다. 가스는 팽창되고 그리고 임펠러내에서 방사방향에서 축선 방향의 배출로 가스 흐름 방향이 바뀐다. 그리하여, 임펠러의 배출면은 일반적으로 방사상 평면이고, 그리고 날개 모서리는 방사형이다. 날개 모서리는 팽창되는 축선 방향의 흐름을 위해 큰 출구영역을 형성한다. 결론적으로 이 배출면을 임펠러눈으로 부른다. 큰 출구영역을 공급하기 위해, 날개 모서리는 큰 레이디얼 스팬을 가진다. 터어빈 임펠러에서 이러한 모시리들은 뒷날이기 때문에, 이 모서리들은 우수한 공기역학적 효과를 제공하도록 얇게 형성되어야 한다.In a radial turbine impeller, gas flows radially into the impeller and enters a channel formed by the impeller hub and the impeller blades. In general, to achieve maximum aerodynamic effects, the impeller blades at the impeller outer ends have integral guard plates that form the outer boundaries of the fluid flow channels. The gas is expanded and the gas flow direction is changed from radial to axial discharge in the impeller. Thus, the discharge surface of the impeller is generally radial plane, and the wing edges are radial. The wing edges form a large outlet area for the axial flow to expand. In conclusion, this discharge surface is called the impeller eye. In order to supply a large outlet area, the wing edges have a large radial span. Since these mosquitoes are trailing edges in the turbine impeller, these edges should be thinned to provide good aerodynamic effects.
뒷날에서 응력은 날개의 허브에 집중된다. 그러므로 이 위치에서 균열이 일어나기 쉽고, 그리고 임펠러의 수명 결정에 중요하다. 원심응력은 임계위치에서 총 응력의 대부분을 차지한다. 외부 보호판은 이 원심응력에 크게 영향을 미친다. 한편 보호판이 없는 임펠러는 이 임계위치에서 심한 응력을 받지는 않지만 공기역학적 효과가 나쁜 단점을 가진다.At the back edge, the stress is concentrated on the hub of the wing. Therefore, cracking is likely to occur at this position and is important for determining the life of the impeller. Centrifugal stress accounts for most of the total stress at critical locations. The outer shroud greatly influences this centrifugal stress. Impellers without shrouds, on the other hand, are not severely stressed at this critical position but have the disadvantage of poor aerodynamic effects.
종전의 기술에서는 날개의 기하학적 구성으로 임계위치에서의 응력감소를 시도해 왔다. 한가지 기술상에서는 부수적으로 나쁜 공기역학적 효과와 함께 두꺼운 뒷날을 사용해 왔다. 공기역학적 효과의 단점을 줄이기 위해 날개 뒷날의 두께는 또한 점점 경사지게 되고, 즉 날개의 허브에서 날개의 끝단쪽으로의 두께가 점진적으로 감소된다. 임계위치 위에 원심력을 적용하는 날개의 중량이 줄어들면서 응력도 감소된다.Previous techniques have attempted to reduce the stress at critical locations due to the geometry of the blades. One technology has used thick back edges with incidentally bad aerodynamic effects. In order to reduce the disadvantages of the aerodynamic effects, the thickness of the wing blades is also inclined gradually, ie the thickness from the wing hub to the tip of the wing is gradually reduced. As the weight of the wing applying the centrifugal force above the critical position decreases, the stress decreases.
종전의 기술에서 사용된 다른 방법으로는, 날개가 시작되는 반경보다 약간 작은 반경으로 환형 오목부를 임펠러 허브의 눈 위에 위치시켜 왔다. 이러한 환형 오목부로 인해 눈 위의 허브가 있는 날개 모서리의 연결부 안으로 약간의 유연성이 생기고, 이에 의해 허브가 있는 교차점에서 날개 모서리의 응력이 줄어든다. 날개 모서리의 응력감소로 인해 결합날개와 보호판 물질의 제거가 필요없으며, 5°경사에 대해 예상되는 공기역학적 효율의 손실은 단지 0.25%에 불과하다.Another method used in the prior art has been to place the annular recess over the eye of the impeller hub at a radius slightly smaller than the radius at which the wings begin. This annular recess creates some flexibility into the connection of the wing edge with the hub on the eye, thereby reducing the stress at the wing edge at the intersection with the hub. The reduced stress on the wing edge eliminates the need for the removal of the bond blades and shroud material, and the expected loss of aerodynamic efficiency for a 5 ° slope is only 0.25%.
본 발명의 방사류 터어빈 임펠러 날개에 임계위치에서 감소된 응력을 제공하고, 결국 상기 임펠러 날개에 대한 유효 수명의 향상을 가져온다. 날개는 유체접속을 위해 날개 허브를 갖는 표면과, 외부 보호판과, 그리고 축선 방향 유체흐름을 위해 부분적으로 배출 입구를 형성하는 모서리를 포함하고 있다. 모서리는 날개 허브로부터 연장되며, 적어도 외부 방사 끝단에서 날개의 허브에서 모서리를 지나는 방사방향의 선으로부터 약 0.5°의 각도에서 약 20°의 각도로 날개 안에서 축선 방향으로 이격된다. 이에 의해서, 임펠러 회전시 날개 허브의 모서리 위에 원심력을 적용하는 날개의 중량은 줄어들고, 결국 원심력 자체도 줄어들게 된다.The radial flow turbine impeller blades of the present invention are provided with reduced stress at critical locations, resulting in an improvement in the useful life for the impeller blades. The vane includes a surface with a vane hub for fluid connection, an outer shroud, and an edge defining a discharge inlet partially for axial fluid flow. The edge extends from the wing hub and is axially spaced in the wing at an angle of about 20 ° at an angle of about 0.5 ° from the radial line passing through the edge at the hub of the wing at least at the outer radial end. Thereby, the weight of the blade applying the centrifugal force on the edge of the blade hub during the impeller rotation is reduced, and eventually the centrifugal force itself is also reduced.
바람직한 실시예에서, 임펠러 눈 위의 날개 모서리, 즉 터어빈 임펠러의 배출구 개구는 임펠러 안에서 날개 허브로부터 날개 끝단으로 점진적으로 이격된다. 또 다른 실시예에서, 날개는 날개 허브에서 모서리를 통해서 연장된 방사방향의 선으로부터 약 0.5°에서 약 20°의 각도 이외의 각도에서 외부 보호판을 가진다.In a preferred embodiment, the wing edges on the impeller eyes, ie the outlet openings of the turbine impeller, are progressively spaced from the wing hub to the wing tip in the impeller. In yet another embodiment, the wing has an outer shroud at an angle other than about 0.5 ° to about 20 ° from the radial line extending through the edge at the wing hub.
이하 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명의 바람직한 일실시예를 보다 상세히 설명하면 다음과 같다.Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.
제1도에 도시된대로, 방사류 임펠러(10)는 축 위의 임펠러 장착용 중앙보어(14)가 부착된 허브(12)를 가진다. 허브의 외부 경계와 함께 유체흐름의 각각의 통로를 형성하는 날개(16)는 허브(12)의 연장선상에 있다. 각각의 날개와 허브의 교차부분을 날개 허브(18)라고 부른다. 날개 표면은 유체흐름에 접하고, 유체와 임펠러 사이의 에너지 전달을 위한 주요 수단이 된다. 원주상의 연속적인 외부 보호판(22)은 날개의 외부 끝단(20)과 일체형으로 구성된다. 외부 보호판은 날개와 허브에 의해 형성된 통로에서 유체흐름용 고체 외부 경계면을 제공하여 높은 효율이 성취되도록 한다. 외부 보호판은 래비린드(labyrinth)시일을 제공하기 위한 원주상의 연속적인 돌출부(26)를 포함하고 있다. 각각의 날개와 외부 보호판의 교차부분도 날개 끝단(25)으로 불리어진다.As shown in FIG. 1, the radial flow impeller 10 has a hub 12 to which an impeller mounting central bore 14 is attached. The vanes 16 forming each passage of the fluid flow with the outer boundary of the hub are on the extension of the hub 12. The intersection of each wing and hub is called wing hub 18. The wing surface is in contact with the fluid flow and is the primary means for energy transfer between the fluid and the impeller. The circumferential continuous outer shroud 22 is integrally formed with the outer end 20 of the wing. The outer shroud provides a solid outer interface for fluid flow in the passages formed by the wings and hubs to allow high efficiency to be achieved. The outer shroud includes a circumferential continuous protrusion 26 for providing a labyrinth seal. The intersection of each wing and outer shroud is also called wing tip 25.
통로의 끝단에서, 날개 모서리(26)는 유체흐름을 위해 축선 방향으로 정렬된 큰 흐름지역의 통로 개구를 형성한다. 이면을 임펠러의 눈이라고 부른다. 통로의 다른 끝단에서, 날개 모서리(28)는 유체흐름을 위해 방사상으로 정렬된 작은 흐름지역의 개구를 형성한다. 통로는 개구들 사이에서 곡선형태이고, 그리고 축선 방향과 방사방향 사이로 유체흐름을 변화시킨다. 임펠러가 압축기에 사용될 때, 유체는 임펠러의 눈으로 들어가서 임펠러내에서 가속된다. 임펠러가 터어빈에 사용될 때, 유체는 임펠러의 눈에서 나와 임펠러내에서 감속된다.At the end of the passageway, wing edges 26 form passage openings in large flow zones that are axially aligned for fluid flow. The back side is called the impeller's eye. At the other end of the passageway, wing edges 28 form openings in small flow zones that are radially aligned for fluid flow. The passage is curved between the openings and changes the fluid flow between the axial direction and the radial direction. When an impeller is used in the compressor, fluid enters the eye of the impeller and is accelerated in the impeller. When the impeller is used in the turbine, the fluid exits the eye of the impeller and slows down in the impeller.
정상상태 작동 중에, 임펠러는 정상상태 원심력과 유체압력, 그리고 열 하중을 받기 쉽다. 일반적으로 날개내에서 가장 높은 정상상태 응력이 각각의 날개와 허브의 교차부분, 즉 날개 허브(18)의 선을 따라 또는 날개 허브선 근처에 작용한다. 날개 허브(18)선에서의 최고 응력은 임펠러 눈 위의 날개 모서리에서 또는 날개 모서리에 근접한 위치(30)에서 발생한다. 터어빈 임펠러에서 눈 위의 날개 모서리는 높은 공기역학적 효과를 위해 얇은 형태이다. 이러한 특징으로 인해 하중 베어링용 작은 횡단면을 가지고 그리고 높은 응력을 받게 된다.During steady state operation, the impeller is subject to steady state centrifugal force, fluid pressure, and thermal load. In general, the highest steady state stress in the wing acts at the intersection of each wing and hub, ie along the line of the wing hub 18 or near the wing hub line. The highest stress at the wing hub 18 line occurs at the wing edge above the impeller eye or at a location 30 proximate to the wing edge. In turbine impellers, the wing edges above the eyes are thin for high aerodynamic effects. This feature has a small cross section for the load bearing and results in high stress.
정상상태 하중 이외에, 임펠러 통로로 들어가고 나오는 유체는 임펠러내에서 진동모드를 자극하여 동적 하중을 생기게 한다. 눈 허브 위의 날개 모서리는 날개 굽힘 모드의 동적 자극으로부터 가장 높은 응력을 받게 된다. 정상상태와 동적 하중의 조합으로 인해 임펠러의 눈 위의 날개 허브 모서리에서 최고 응력이 작용한다. 결과적으로, 이 위치(30)는 초기 균열을 받기 쉽고, 그리고 상기 응력상태는 임펠러의 유효 수명을 결정하는데 중요하다.In addition to steady state loads, the fluid entering and exiting the impeller passages stimulates the vibration mode within the impeller to generate dynamic loads. The wing edges above the eye hub are subjected to the highest stress from the dynamic stimulus of the wing bend mode. The combination of steady state and dynamic loads exerts the highest stress at the edge of the wing hub above the eye of the impeller. As a result, this position 30 is susceptible to initial cracking, and the stress state is important for determining the useful life of the impeller.
원심 하중은 임계위치(30)에서 발생응력의 대부분을 생기게 한다. 외부 보호판(22)이 이 원심 하중에 큰 영향을 준다. 보호판이 없는 날개는 심한 응력을 받지 않고, 그리고 보호판 있는 날개가 갖는 심한 응력 문제를 갖지 않는다. 보호판에 의해 생기는 원심 하중을 줄이기 위한 보호판이 있는 날개의 수정이 임펠러의 작동 수명을 증가시키는데 특히 효과적이다. 위의 사실은 본 발명에 의해 제공되는 날개형태에서 성취된다.Centrifugal loads produce most of the stress generated at the critical location 30. The outer protective plate 22 greatly influences this centrifugal load. Wings without shrouds are not severely stressed and do not have the severe stress problems of shrouds. The modification of the blades with shrouds to reduce the centrifugal load created by the shrouds is particularly effective in increasing the operating life of the impeller. The above fact is achieved in the wing form provided by the present invention.
제1도에 도시된대로, 날개 허브로부터 방사상으로 떨어진 위치에서 임펠러내의 축선 방향 흐름 개구를 형성하는 날개 모서리(26)는 허브 위의 날개 모서리에 대해 임펠러 안에서 축선 방향으로 이격된다. 날개 모서리의 축선 방향 이격으로 인해 임계위치 위에 원심 하중을 작용시키는 중량이 줄어들고, 그리고 임계위치에서의 원심 응력도 줄어든다. 바람직한 실시예에서, 날개 모서리(26)는 임펠러내에서 날개 허브로 부터 날개 끝단쪽으로 점차 축선방향으로 이격된다. 제조의 편이를 위해 날개 모서리는 직선형으로서, 경사진 모서리라고 부른다. 그리하여 날개 허브로부터 외부 방사상 방향으로 눈 위의 임펠러 표면은 선택각(38)과 함께 임펠러 중심선 위의 꼭지점이 있는 원뿔형태의 표면을 가진다.As shown in FIG. 1, the wing edges 26 forming an axial flow opening in the impeller at a position radially away from the wing hub are axially spaced within the impeller relative to the wing edge above the hub. The axial spacing of the wing edges reduces the weight exerting the centrifugal load above the critical position, and also reduces the centrifugal stress at the critical position. In a preferred embodiment, the wing edges 26 are gradually axially spaced from the wing hub toward the wing tip in the impeller. For ease of manufacture, the wing edges are straight and are called beveled edges. The impeller surface on the eye from the wing hub in the outward radial direction thus has a conical surface with a vertex above the impeller centerline with a selection angle 38.
바람직한 실시예의 변형상에서, 경사면은 날개 허브 이외의 임펠러의 눈표면 위의 원주상에서 시작된다. 일예로 한 실시예에서, 날개는 날개 중간통로로부터 보호판을 포함하는 날개 끝단쪽에서 경사져 있다. 그리하여 임펠러 끝단에서 축선 방향 흐름용 개구를 가지는 표면상의 임펠러는 임펠러 중심선상의 꼭지점이 있는 원뿔형태의 표면을 가지고, 꼭지점은 140°에서 176°의 선택각을 가진다. 부분 경사진 날개 모서리는 전체의 날개 모서리의 경사와 비교하여 더 높은 공기역학적 효과를 얻는다. 그러나 더 큰 경사각은 날개 허브에서 초기 경사각과 동일하게 응력을 감소시켜야 한다.In a variant of the preferred embodiment, the inclined surface starts on a circumference above the eye surface of the impeller other than the wing hub. In one embodiment, the wing is inclined toward the wing tip including a shield from the wing intermediate passage. Thus, the impeller on the surface with an opening for the axial flow at the impeller tip has a conical surface with a vertex on the impeller centerline, the vertex having a selection angle of 140 ° to 176 °. Partly sloped wing edges achieve higher aerodynamic effects compared to the slope of the entire wing edge. However, larger angles of inclination should reduce the stress equal to the initial angle of inclination at the wing hub.
바람직한 실시예의 또다른 변형상에서, 눈 위의 날개 모서리(도시되지는 않았지만)는 직선이라기 보다는 곡선형태이다. 포물선 형태와 같은 곡선형태의 날개 모서리는 임계위치(30)에서 직선 모서리보다 더 낮은 응력을 발생시킨다. 이러한 형상으로 인하여 날개 허브로부터 외향의 임펠러 눈 표면은 원뿔형태의 눈표면보다 더 복잡한 면으로 구성된다. 그러한 임펠러의 제조는 눈 위의 직선 날개 모서리를 가진 임펠러의 제조보다 더 큰 어려움을 갖게 된다.In another variation of the preferred embodiment, the wing edges (not shown) on the eye are curved rather than straight. Curved wing edges, such as parabolic shapes, produce lower stresses than straight edges at critical positions 30. Due to this shape, the impeller eye surface outward from the wing hub consists of a more complex face than the conical eye surface. The production of such impellers has a greater difficulty than the production of impellers with straight wing edges above the eyes.
제2도에 도시된 것과 같은 발명의 또 다른 실시예에서, 눈 위의 날개 모서리(32)는 방사방향이고, 그러나 날개는 눈표면으로부터의 짧은 길이(34)에 대해서는 보호판이 없다. 나머지 날개부분은 수용가능한 공기역학적 효과를 얻기 위해 보호판(22)을 포함하고 있다. 임계위치에 작용하는 물질의 중량이 감소하면서 임계위치(30)상의 원심 하중도 줄어든다. 날개 끝부분의 보호판이 없는 부분에서 생기는 효율의 작은 손실을 줄이기 위해서, 고정식 보호판(도시되지 않았지만)이 선택적으로 이 지역에 고정될수도 있다. 고정식 보호판은 가까이 접근하지만 날개 끝단과 접촉하지는 않는다.In another embodiment of the invention as shown in FIG. 2, the wing edge 32 on the eye is radial, but the wing is free of shrouds for the short length 34 from the eye surface. The remaining wing includes a shroud 22 to achieve an acceptable aerodynamic effect. As the weight of the material acting on the critical position decreases, the centrifugal load on the critical position 30 also decreases. In order to reduce the small loss of efficiency in the absence of a shroud at the tip of the wing, a fixed shroud (not shown) may optionally be fixed in this area. The stationary guards are close but not in contact with the wing tip.
이전에 언급한 실시예에서, 적어도 날개(16)의 표면부분은 두께가 방사상으로 점점 가늘어지고, 또한 날개의 중량은 제3도에 도시된 실시예와 같이 날개 끝단에 접근하면서 방사상으로 줄어든다.In the previously mentioned embodiment, at least the surface portion of the wing 16 is tapered radially in thickness, and also the weight of the wing decreases radially as it approaches the wing tip as in the embodiment shown in FIG.
편이상, 참조각 또는 베벨각(36)은 날개 허브 위의 날개 모서리를 거치는 방사방향선과 허브 위의 날개 모서리에서 날개 모서리의 끝단을 지나는 선 사이의 각도로 정의된다. 본 발명의 이전에 언급한 실시예에서, 참조각 또는 베벨각의 작동영역은 약 0.5°에서 약 20°까지이다. 바람직한 영역은 약 3°에서 약 12°까지이다. 가장 바람직한 영역은 약 3°에서 약 8°까지이다. 그러나 뜻하지 않게 작은 참조각 또는 베벨각에서 응력이 크게 감소하고, 이러한 날개 응력의 감소는 0.5°에서 5°까지의 각도영역에서 특히 효과적으로 일어난다.Above, reference angle or bevel angle 36 is defined as the angle between the radial line passing through the wing edge on the wing hub and the line passing through the end of the wing edge at the wing edge on the hub. In a previously mentioned embodiment of the invention, the operating area of the reference or bevel angle is from about 0.5 ° to about 20 °. Preferred areas are from about 3 ° to about 12 °. The most preferred area is from about 3 ° to about 8 °. However, at unexpectedly small reference angles or bevel angles, the stress is greatly reduced, and this reduction in wing stress occurs particularly effectively in the angular region from 0.5 ° to 5 °.
7175-T74 알루미늄으로 제작된 확장 임펠러는 지름 5.2인치(13.2cm)의 방사상 유체 유입구를 가진다. 날개는 래비린드 시일용 돌출부를 포함하는 일체형 외부 보호판을 가진다. 눈 위의 축선 방향 배출구는 3.5인치(8.89cm)의 보호판을 포함하는 외부 직경과 1.3인치(3.3cm)의 날개 허브 직경을 가진다. 공기는 300psia(21.06kg/cm2)의 압력과 440°R(518℃)의 온도로 입구로 들어가 80psia(5.62kg/cm2)의 압력과 300°R(266℃)의 온도로 출구로 나오며, 그리고 55,000rpm으로 임펠러를 회전시킨다. 눈 위의 임펠러 날개는 본 발명의 바람직한 실시예에 따라 날개 허브로부터 날개 끝단으로 경사진다. 제4도에서 B선은 베벨각의 작용에 따른 임펠러내의 임계위치, 즉 눈 위의 날개의 허브 모서리가 받는 응력을 도시한다. A선은 본 발명의 또 다른 실시예에 따라서, 임펠러의 눈표면에서의 기준각의 작용에 따른 보호판을 제거함으로써 생기는 임계위치상의 응력을 도시한다. 양쪽 실시예상에서 응력의 현저한 감소가 일어난다. 그러나 뜻하지 않게 작은 참조각 또는 베벨각의 임계위치상에서 응력의 큰 감소가 일어나고, 이러한 임계위치상의 날개 응력의 감소는 0.5°에서 5°까지의 영역에서 매우 효과적으로 일어난다.The expansion impeller made of 7175-T74 aluminum has a radial fluid inlet diameter of 5.2 inches (13.2 cm). The wing has an integral outer shroud that includes a projection for the labyrinth seal. The axial outlet over the snow has an outer diameter including a 3.5 inch (8.89 cm) shroud and a wing hub diameter of 1.3 inches (3.3 cm). Air comes out of the outlet at a temperature 300psia (21.06kg / cm 2) pressure and 440 ° R (518 ℃) enters the inlet 80psia (5.62kg / cm 2) pressure and 300 ° R (266 ℃) to a temperature of And rotate the impeller at 55,000 rpm. The impeller wings on the eyes are inclined from the wing hub to the wing tip in accordance with a preferred embodiment of the present invention. Line B in FIG. 4 shows the critical position in the impeller under the action of the bevel angle, ie the stress on the hub edge of the wing over the eye. A line shows the stress on the critical position resulting from removing the protective plate according to the action of the reference angle on the eye surface of the impeller, according to another embodiment of the invention. In both embodiments a significant reduction in stress occurs. However, unintentionally large decreases in stress occur at critical locations of small reference or bevel angles, and this decrease in wing stress at critical locations occurs very effectively in the region from 0.5 ° to 5 °.
5°의 베벨각에 의해 일어나는 효율저하 또는 보호판이 없는 경우는 5°이상의 베벨각에 의해 일어나는 효율저하는 0.25%이다. 베벨각의 증가와 함께 점차적으로 효율은 저하된다. 그러나 5°의 베벨각에서 임계위치상의 응력은 17,000psi(11,934kg/cm2)에서 10,000psi(7,020kg/cm2)로 41% 감소하고 효율은 0.25% 감소한다. 동일한 작동상태하에서 이러한 응력감소로 인해 수명이 109사이클에서 1012사이클로 증가하게 된다. 그리하여 본 발명을 작용함으로써 상당한 이익을 가져오게 된다.The efficiency drop caused by a bevel angle of 5 ° or the absence of a protective plate is 0.25% in case of a bevel angle of 5 ° or more. The efficiency decreases gradually with increasing bevel angle. However, at a 5 ° bevel angle, the critical position stress decreases 41% from 17,000 psi (11,934 kg / cm 2 ) to 10,000 psi (7,020 kg / cm 2 ) and efficiency decreases 0.25%. Under the same operating conditions, these stress reductions lead to an increase in life from 10 9 cycles to 10 12 cycles. Thus, the working of the present invention brings significant benefits.
위의 A선과 B선을 비교하면, 제4도의 C선은 동종의 보호판 없는 날개에서 눈 허브 모서리상의 응력을 도시한다. 보호판 없는 날개의 어떠한 변형이 없는 경우의 응력은 보호판 있는 날개의 경우보다 작고, 그리고 보호판 있는 날개에서 생길 수 있는 문제점이 존재하지 않는다. 눈 모서리의 경사로 인해 보호판 없는 날개에서 또한 응력감소가 일어나나 보호판이 있는 임펠러, 즉 날개와 보호판 물질을 갖는 임펠러에서 발생하는 응력 감소보다 경사각도상 더 천천히 일어난다. (응력감소가 급격하지 않게 진행된다)Comparing the above line A and line B, the line C in FIG. 4 shows the stress on the edge of the eye hub on a wing without homogeneous shroud. The stress in the absence of any deformation of the blade without the shroud is smaller than that with the shroud, and there are no problems that can arise with the shroud. The inclination of the eye edge also causes stress reduction in the wing without a shroud but occurs more slowly in the inclination angle than the stress reduction that occurs in the impeller with shroud, ie the impeller with the flap and shroud material. (The stress decreases not rapidly.)
본 발명의 특정 실시예에 관한 예를 기술하지만, 첨부된 특허청구의 범위의 영역내에서 상기 실시예와 다른 실시예가 이루어질수 있다.While examples of specific embodiments of the invention have been described, other embodiments may be made which are within the scope of the appended claims.
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